Les alliages à haute température sont également appelés alliages à résistance thermique. Selon la structure de leur matrice, on distingue trois catégories : les alliages à base de fer, de nickel et de chrome. Selon leur mode de production, on distingue les superalliages emboutis et les superalliages coulés.
C'est une matière première indispensable dans le secteur aérospatial. Elle constitue le matériau clé des composants haute température des moteurs utilisés dans la fabrication des avions et des engins aéronautiques. Elle sert principalement à la fabrication des chambres de combustion, des aubes de turbine, des aubes directrices, des disques de compresseur et de turbine, des carters de turbine et d'autres pièces. Sa plage de températures de service s'étend de 600 °C à 1200 °C. Les contraintes et les conditions environnementales varient selon les pièces utilisées. Les propriétés mécaniques, physiques et chimiques de l'alliage doivent répondre à des exigences strictes. Elles sont déterminantes pour les performances, la fiabilité et la durée de vie du moteur. C'est pourquoi les superalliages représentent un axe de recherche majeur dans les domaines de l'aérospatiale et de la défense nationale des pays développés.
Les principales applications des superalliages sont :
1. Alliage haute température pour chambre de combustion
La chambre de combustion (ou tube de flamme) d'un turboréacteur est un composant clé soumis à de fortes températures. L'atomisation du carburant, le mélange huile-gaz et d'autres processus s'y déroulant, la température maximale dans la chambre de combustion peut atteindre 1 500 à 2 000 °C, et la température de ses parois peut atteindre 1 100 °C. Elle est également soumise à des contraintes thermiques et gazeuses. La plupart des moteurs à rapport poussée/poids élevé utilisent des chambres de combustion annulaires, caractérisées par une longueur réduite et une forte capacité thermique. La température maximale dans la chambre de combustion atteint 2 000 °C, et la température de ses parois atteint 1 150 °C après refroidissement par film de gaz ou par vapeur. Les importants gradients de température entre les différentes parties génèrent des contraintes thermiques, qui varient brusquement en fonction des conditions de fonctionnement. Le matériau est alors soumis à des chocs thermiques et à une fatigue thermique, pouvant entraîner des déformations, des fissures et d'autres défauts. Généralement, la chambre de combustion est fabriquée en tôle d'alliage, et les exigences techniques sont résumées ci-dessous en fonction des conditions de service des différentes pièces : elle présente une certaine résistance à l'oxydation et à la corrosion gazeuse dans des conditions d'utilisation d'alliage et de gaz à haute température ; elle possède une certaine résistance instantanée et durable, une bonne résistance à la fatigue thermique et un faible coefficient de dilatation ; elle possède une plasticité et une soudabilité suffisantes pour permettre la mise en forme et l'assemblage ; elle présente une bonne stabilité structurelle sous cycles thermiques pour assurer un fonctionnement fiable pendant sa durée de vie.
a. Stratifié poreux en alliage MA956
Dans un premier temps, le stratifié poreux était fabriqué à partir de feuilles d'alliage HS-188 par brasage par diffusion après avoir été photographié, gravé, rainuré et poinçonné. La couche interne peut être conçue comme un canal de refroidissement optimal, conformément aux exigences de conception. Ce système de refroidissement ne nécessite que 30 % du gaz de refroidissement requis par le refroidissement par film traditionnel, ce qui permet d'améliorer le rendement du cycle thermique du moteur, de réduire la capacité thermique du matériau de la chambre de combustion, de diminuer le poids et d'augmenter le rapport poussée/poids. À l'heure actuelle, des avancées technologiques majeures restent nécessaires avant sa mise en application. Le stratifié poreux en MA956 est un matériau de chambre de combustion de nouvelle génération, introduit par les États-Unis, utilisable jusqu'à 1 300 °C.
b. Application des composites céramiques dans la chambre de combustion
Les États-Unis ont commencé à étudier la faisabilité de l'utilisation de céramiques pour les turbines à gaz dès 1971. En 1983, des groupes de recherche américains spécialisés dans le développement de matériaux avancés ont formulé une série d'indicateurs de performance pour les turbines à gaz destinées aux aéronefs de pointe. Ces indicateurs visent à : augmenter la température d'entrée de la turbine à 2 200 °C ; assurer un fonctionnement en régime de combustion calculé chimiquement ; réduire la densité des pièces de 8 g/cm³ à 5 g/cm³ ; et supprimer le refroidissement des composants. Afin de répondre à ces exigences, les matériaux étudiés comprennent le graphite, les matrices métalliques, les composites à matrice céramique et les composés intermétalliques, en plus des céramiques monophasées. Les composites à matrice céramique (CMC) présentent les avantages suivants :
Le coefficient de dilatation des matériaux céramiques est bien inférieur à celui des alliages à base de nickel, et le revêtement a tendance à s'écailler. L'utilisation de composites céramiques avec une couche intermédiaire de feutre métallique permet de pallier ce problème d'écaillage et constitue une piste prometteuse pour le développement des matériaux de chambres de combustion. Ce matériau peut être utilisé avec un refroidissement par air de 10 à 20 %, et la température de l'isolation métallique arrière n'atteint qu'environ 800 °C. La température de dissipation thermique est nettement inférieure à celle des systèmes de refroidissement divergent et de refroidissement par film. Le moteur V2500 utilise des tuiles de protection en superalliage B1900 moulé avec revêtement céramique. L'objectif du développement est de remplacer ces tuiles B1900 (avec revêtement céramique) par des composites à base de SiC ou des composites C/C anti-oxydation. Les composites à matrice céramique sont les matériaux de développement pour les chambres de combustion des moteurs dont le rapport poussée/poids est de 15 à 20, et leur température de service se situe entre 1538 °C et 1650 °C. Ils sont utilisés pour les tubes de flamme, les parois flottantes et les chambres de postcombustion.
2. Alliage haute température pour turbine
L'aube de turbine d'un moteur d'avion est l'un des composants les plus soumis aux variations de température et aux conditions de fonctionnement les plus extrêmes. Elle doit supporter des contraintes très importantes et complexes à haute température, ce qui impose des exigences très strictes quant aux matériaux utilisés. Les superalliages pour aubes de turbine de moteur d'avion se divisent en plusieurs catégories :
a. Alliage haute température pour guide
Le déflecteur est l'une des pièces du moteur à turbine les plus sensibles à la chaleur. En cas de combustion irrégulière dans la chambre de combustion, la charge thermique de l'aube directrice du premier étage est importante, ce qui constitue la principale cause de sa détérioration. Sa température de service est environ 100 °C supérieure à celle des aubes de turbine. Contrairement aux pièces fixes, le déflecteur n'est soumis à aucune charge mécanique. De ce fait, les variations rapides de température peuvent facilement engendrer des contraintes thermiques, des déformations, des fissures de fatigue thermique et des brûlures localisées. L'alliage de l'aube directrice doit présenter les propriétés suivantes : résistance mécanique suffisante à haute température, bonne tenue au fluage permanent et à la fatigue thermique, résistance élevée à l'oxydation et à la corrosion thermique, résistance aux contraintes thermiques et aux vibrations, capacité de déformation par flexion, bonnes propriétés de moulage et de soudabilité, et bonne protection par revêtement.
Actuellement, la plupart des moteurs de pointe à rapport poussée/poids élevé utilisent des aubes creuses moulées, et des superalliages directionnels monocristallins à base de nickel sont sélectionnés. Ces moteurs atteignent des températures élevées (1 650 °C à 1 930 °C) et nécessitent une protection par revêtement isolant thermique. La température de service de l'alliage des aubes, sous refroidissement et protection par revêtement, dépasse 1 100 °C, ce qui impose des exigences nouvelles et plus strictes en matière de rapport température/densité et de coût des matériaux des aubes directrices.
b. Superalliages pour aubes de turbines
Les aubes de turbine sont les pièces rotatives thermiques essentielles des turboréacteurs. Leur température de fonctionnement est de 50 à 100 °C inférieure à celle des aubes directrices. Elles subissent d'importantes contraintes centrifuges, vibratoires et thermiques, ainsi que l'abrasion par l'écoulement d'air, et leurs conditions de fonctionnement sont particulièrement difficiles. La durée de vie des composants de la partie chaude d'un moteur à rapport poussée/poids élevé dépasse 2 000 heures. Par conséquent, l'alliage des aubes de turbine doit présenter une résistance élevée au fluage et à la rupture à température de service, ainsi que de bonnes propriétés globales à haute et moyenne température, telles que la résistance à la fatigue oligocyclique et à la fatigue à froid et à chaud, une plasticité et une ténacité suffisantes, et une bonne sensibilité à l'entaille. Il doit également présenter une résistance élevée à l'oxydation et à la corrosion, une bonne conductivité thermique et un faible coefficient de dilatation linéaire, de bonnes performances de fonderie, une stabilité structurale à long terme et l'absence de précipitation de la phase TCP à température de service. L'alliage utilisé passe par quatre étapes ; parmi les alliages déformés, on peut citer les GH4033, GH4143 et GH4118. Les alliages de fonderie utilisés comprennent notamment les K403, K417, K418 et K405, les alliages d'or à solidification directionnelle DZ4 et DZ22, ainsi que les alliages monocristallins DD3, DD8 et PW1484. Actuellement, on en est à la troisième génération d'alliages monocristallins. En Chine, les alliages monocristallins DD3 et DD8 sont respectivement utilisés dans les turbines, les turboréacteurs, les hélicoptères et les moteurs de navires.
3. Alliage haute température pour disque de turbine
Le disque de turbine est la pièce rotative la plus sollicitée du moteur de turbine. La température de fonctionnement de la bride de la roue, pour un rapport poussée/poids de 8 et 10, atteint respectivement 650 °C et 750 °C, tandis que la température au centre de la roue est d'environ 300 °C, soit un écart important. En rotation normale, il entraîne la rotation de la pale à grande vitesse et supporte les forces centrifuges, les contraintes thermiques et vibratoires maximales. Chaque cycle de fonctionnement (démarrage et arrêt) engendre des contraintes composites différentes au centre, au fond de gorge, au fond de gorge et à la périphérie de la roue. L'alliage doit présenter une limite d'élasticité et une résilience maximales, ainsi qu'une absence de sensibilité à l'entaille à la température de service ; un faible coefficient de dilatation linéaire ; une certaine résistance à l'oxydation et à la corrosion ; et de bonnes performances de coupe.
4. Superalliage aérospatial
Le superalliage utilisé dans les moteurs-fusées à ergols liquides sert à la fabrication du panneau d'injection de carburant de la chambre de combustion dans la chambre de poussée, ainsi que du coude de la pompe de turbine, de la bride, de la fixation en graphite du gouvernail, etc. L'alliage haute température utilisé dans les moteurs-fusées à ergols liquides sert également à la fabrication du panneau d'injection de carburant de la chambre de poussée, ainsi que du coude de la pompe de turbine, de la bride, de la fixation en graphite du gouvernail, etc. Le GH4169 est utilisé comme matériau pour le rotor de la turbine, l'arbre, le manchon d'arbre, la fixation et d'autres pièces de roulement importantes.
Les matériaux du rotor de turbine des moteurs-fusées à ergols liquides américains comprennent principalement le tube d'admission, les aubes et le disque de turbine. L'alliage GH1131 est le plus utilisé en Chine, et le choix des aubes dépend de la température de fonctionnement. On utilise successivement l'Inconel X, l'alliage 713C, l'Astroloy et le Mar-M246. Les matériaux utilisés pour le disque de turbine comprennent l'Inconel 718, le Waspaloy, etc. Les turbines monoblocs GH4169 et GH4141 sont les plus courantes, et l'arbre moteur est en GH2038A.